JP2001317490A - ブリスクの溶接補修 - Google Patents

ブリスクの溶接補修

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ブリスクの翼部を補修箇所で元の構成と一致
するように修復するために、ブリスクの補修方法を提供
すること。 【解決手段】 ブリスク翼部（１４）における損傷（１
８）は、機械的に除去されて切欠き（２９）を形成す
る。補修物（３２）は、翼部に溶接されて切欠きを充填
する。溶接補修物（３２）は、次に機械加工され、補修
物でほぼ元の損傷前の構成と一致するように翼部を修復
する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的には、ガス
タービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジン
のロータ部品の補修に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンでは、空気は圧縮
機で圧縮され、燃料と混合され、燃焼器で点火されて高
温燃焼ガスを生じ、下流側のタービン段でエネルギーが
取り出される。通常の圧縮機は、複数の段又はロータブ
レードの列と、空気が下流側軸方向へ流れると連続して
空気圧を増加させる対応の静翼とを有する。
【０００３】一般的な構成で、圧縮機のブレードは、ロ
ータディスクの周囲の対応ダブテールスロットに着脱自
在に設置される一体ダブテールを含む。これにより、各
ブレードの個々の製造、及び作動中にブレードが損傷し
た場合の個々の取り替えが可能になる。しかし、このよ
うな羽根付きディスクは、対応ロータブレードの列を半
径方向に保持するために使用される軸方向又は周方向の
ダブテールスロットの周辺に生じる遠心反動応力を制限
するために、延長ディスクリムを必要とする。
【０００４】ガスタービンエンジンの羽根付きディスク
に関してなされた最新の改良は、単体又は一体化された
ブリスク構成でロータディスクの周囲に一体形成された
ロータ翼部の列である。ブレードのダブテールは、ディ
スクの周囲の対応ダブテールスロットと共に除去され、
遠心性の負荷は、固有の強力な負荷経路により、個々の
翼部から対応ディスクへと伝えられる。従って、ブリス
クは、羽根付きディスクよりも機械的に強く、エンジン
の更なる利点及び性能を提供するためにディスクの寸法
及び重量を減少させるためにより効率的に構成され得
る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかし、ブリスクの翼
部は、支持ディスクと一体に形成されているので、異物
による損傷が起こった場合でも、翼部を個々に除去又は
取り替えできない。長年にわたり、比較的小さい圧縮機
用ブリスクが商用として使用されているが、このブリス
クは十分に小さいので、１枚以上の翼部がひどい損傷を
受けた場合は、ただ全体的に取り替えてしまうだけのこ
ともある。
【０００６】また、損傷が比較的軽微である場合、例え
ば、研削などによりただ除去してしまってもよく、この
とき、残される翼部は元の構成よりも小さくなる。この
損傷除去方法は、空気力学的性能が非常に劣化し、それ
により生じる重大な回転不均衡は、普通のつりあい処理
では訂正が難しいので、大きな損傷の場合は、許容しが
たい。
【０００７】更に、損傷除去は、翼部自体の強度に悪影
響を及ぼす恐れがある。通常の圧縮機の翼部は、細身
で、薄い前縁と後縁との間に軸方向に延在する三日月
型、又は翼形の輪郭を有する。翼部は、その基端部から
片持ち型になっており、作動中、周囲のケーシング又は
囲いに密接して配置される半径方向で基端部と対向する
先端部を備えている。翼部は、通常、複雑な３次元（３
Ｄ）構成又は作動中に空気流を空気力学的に圧縮するた
めの輪郭を有し、基端部から先端部までねじられてい
る。
【０００８】輪郭付けされた翼部は、作動中に空気力学
的且つ遠心性の負荷を受け、翼部には、種々のパターン
の応力が生じる結果となる。翼部は、従って、作動中に
好ましく有用な寿命を享受するために最大の翼部応力を
制限するように設計されなければならない。翼部の材料
は、通常、チタンのような高強度の材料であるが、これ
は作動中に伝えられる実質的な負荷を収容するためであ
る。
【０００９】ブリスクの最初の製造では、使用される種
々の機械加工プロセスにより、材料強度を減らしたり、
材料強度に関して妥協すべきではない。極端な温度は材
料特性を劣化させるので、避けるべきである。例えば、
個々の翼部の機械加工は、正確な移動を行なうために数
値制御多軸を有するフライス盤又は電気化学的機械を用
いて行われる。素材は、元のワーク又はブランクから最
小限の熱上昇だけで除去され、材料強度の劣化を防ぐ。
【００１０】従って、既知の圧縮機用ブリスクの補修プ
ロセスは、翼部の強度低減を防ぐために翼部の損傷の単
なる除去に制限される。
【００１１】圧縮機用ブリスクをガスタービンエンジン
で使用することの利点により、上流側の多段軸圧縮機及
び低圧通風機圧縮機で使用するための実質的に大きく且
つより高価なブリスクの開発が助長されている。通風機
ブリスクは、比較的厚い翼部を有し、下流側の圧縮機ブ
リスクの比較的薄い翼部よりも異物により受ける損傷が
かなり少ない。それでも、圧縮機ブリスクは、比較的大
型でかなり高価である。
【００１２】例えば、２段のタンデムブリスクは、一体
化された構体における対応ディスクから延在する２列の
翼部を含む。いずれかの段のブリスクの翼部のいずれか
１枚への損傷は、２段のブリスク全体の有用性に影響す
る。２段のブリスクを補修できないために、相応の実質
的なコストを払ってブリスクを完全に取り替えることが
必要になる。
【００１３】従って、ブリスクの翼部を補修箇所で元の
構成と一致するように修復するために、ブリスクの補修
方法を提供することが望まれている。
【００１４】
【課題を解決するための手段】ブリスク翼部における損
傷は、機械的に除去され、切欠きを形成する。補修物が
翼部に溶接されてこの切欠きを充填する。溶接補修物
は、次に機械加工され、補修箇所でほぼ元の損傷前の構
成と一致するように翼部を修復する。
【００１５】
【発明の実施の形態】本発明は、好適な例示の実施形態
にしたがい、さらなる目的及び利点を伴って、添付の図
面を参照した以下の詳述で、より具体的に説明される。
【００１６】図１に示すのは、補修を行なうためにガス
タービンエンジン１２から取り外されたブリスク１０の
一例である。エンジンは、飛行中の航空機に動力を供給
するターボ送風機ガスタービンエンジンなどの従来の形
態をとっても良く、ブリスクは、エンジンの多段軸圧縮
機又はエンジンの上流側に配置される通風機のものでも
良い。
【００１７】図１に示す実施形態では、ブリスクは、環
状のディスク１６のリムから外側に半径方向に延在する
２列又は２段の圧縮機ロータの翼部１４を有するタンデ
ムディスクの形態をとっている。ブリスクは、従来技術
の用語であり、そこでは、翼部１４が、ダブテールを保
持することなく単体又は一体化された構体で、支持ディ
スク１６と一体に形成されている。個々の翼部は、一体
となったディスクのリム又は周囲から外側に半径方向に
延在するので、個々に除去することはできない。
【００１８】例示した実施形態では、一体化された２段
のブリスクを提供するために一体的に接合されている対
応ディスクから、２列の翼部１４が延在しており、エン
ジンの圧縮機内部に設置された場合に、静翼（不図示）
の列を支持できるような大きさに形成されている２列の
翼部の間には、軸方向の間隔が設けられる。
【００１９】エンジンの作動中、いずれか１つ以上のブ
リスク翼部が、翼部の形状を元の損傷前の構成から変え
てしまう異物による損傷を受ける。
【００２０】図２でより具体的に示されるように、各翼
部１４は、対応一体ディスク１６から外側に半径方向
に、ディスクにおける基端部２０から放射状先端部２２
まで延在する。各翼部１４は、軸方向に対向する前縁２
４及び後縁２６の間で弦状に延在する周方向に対向する
側部により規定される。
【００２１】翼部１４は、前縁と後縁、基端部及び先端
部を含む周囲により囲まれるほぼ凸状の圧力側とほぼ凸
状の吸込側を有し、ほぼ三日月形状又は翼形である。翼
部の構成は、３次元で変動し、通常、従来の方法で空気
力学的性能を最大限にするために、基端部から先端部ま
でねじられている。
【００２２】最初に図１に示される損傷１８は、異物か
らの衝撃により先端部付近の翼部の前縁が曲っている例
示形態で、図２でも仮想線で示されている。通常の異物
は、主に翼部の前縁に影響を及ぼし、通常、翼部先端部
付近の翼部の後縁にも影響を及ぼすことがある。
【００２３】ブリスクの翼部１４は、ダブテールを保持
することなく、支持ディスク１６と一体に形成されるた
め、翼部はブリスクから取外しできない。これは、ディ
スク周囲の対応ダブテールスロットに設置されるブレー
ドダブテールを使用する従来の羽根付きディスクでは可
能である。個々の翼部１４は、ブリスクの元の位置での
み補修可能であり、翼部の補修は、補修した翼部の強度
又はブリスク全体のうちの損傷を受けていない翼部のい
ずれの強度に対しても悪影響を及ぼすことがあってはな
らない。
【００２４】図１及び２に示すように、本発明の好適な
実施形態によれば、ブリスクの補修方法は、ガスタービ
ンエンジンで再使用するためにブリスクの機械強度及び
材料強度を維持する一方で、望ましくない損傷を除去
し、ブリスクを元の損傷前の構成と一致させる。損傷１
８は、まず、対応する翼部から機械的除去により取り去
られ、翼部で所定の寸法且つ所定の構成のカットアウ
ト、すなわち、切欠き２８を形成する。
【００２５】損傷１８の機械的な除去は、ブリスク及び
その翼部の元の構成を規定し、損傷を受けた翼部を機械
加工して損傷箇所に切欠き２８を形成するようにプログ
ラムされる多軸数値制御フライス盤３０で自動的に行わ
れるのが好ましい。フライス盤３０は、Cincinnati Ma
chine Company of Cincinnati, Ohioから市販され
ているT30 Machining Centerなど、いかなる従来型形
態を有しても良い。
【００２６】切欠き２８は、次に、好ましくは多軸数値
制御溶接機３４を使用して、補修物３２を溶接すること
により充填する。溶接機３４は、以下でさらに開示する
ように、損傷箇所における元の翼部よりも適度に大きい
寸法になるように機械加工した切欠きを自動的に充填す
るために、翼部の自動的な溶接を行なういかなる従来型
の構成を有しても良い。
【００２７】続いて、溶接補修物３２自体が、同じフラ
イス盤３０又は必要に応じて代わりの機械で機械加工さ
れ、補修箇所で、ほぼ元の損傷前の構成と一致するよう
に翼部を修復する。
【００２８】前述のように、小さなブリスクに対する従
来型の補修は、補修される翼部を元の構成と一致させる
ように修復せず、軽微な損傷を除去することに限定され
る。このようにして、機械加工自体により生じる元の翼
部に対する副次的な熱損傷は制限され、補修された翼部
の機械強度の低減も、同様に制限される。
【００２９】図１及び２に示される比較的大きなディス
ク及びこれに応じて大きな翼部は、本発明の補修プロセ
スにより元の構成と一致するように修復されることが好
ましい。溶接は、本来の翼部材料とは異なる材料特性及
び材料強度を有する局所的な熱影響部を形成するので、
補修されるブリスクの強度及び一体性は、機械加工され
た切欠き２８及びその中に形成された対応溶接補修物３
２の範囲を優先的に制限することにより維持される。元
の損傷１８は、機械的に除去され、除去される損傷１８
よりも広い面積の所定の構成及び所定の寸法を有する切
欠き２８を形成する。
【００３０】切欠き２８の寸法は、予め決められ、翼部
の損傷部の範囲に関係なく、ブリスクの対応列における
翼部の全てに対して、一様又は一定であるのが好まし
い。切欠き２８の機械加工は、フライス盤３０にプログ
ラムされているので、補修を必要とする各翼部に対して
正確に再現される。翼部損傷の範囲が、所定の切欠きの
面積よりも狭い場合、翼部は効果的に補修される。翼部
損傷の範囲が、所定の切欠きよりも大きい場合、翼部は
このプロセスによっては効果的に補修されない可能性も
あり、可能であれば違う方法で補修しなければならな
い。又は、ブリスク全体がスクラップされる必要があ
る。
【００３１】特定の翼部構成及び翼部寸法に対する溶接
補修領域のジオメトリー又は構成は、特定のエンジンへ
の応用に使用するために、ブリスクの応力分析に基づい
て予め判定され、補修箇所又はその付近での後続翼部の
損傷を防ぐために、最大応力のかかる翼部中のいずれの
領域からも補修物を孤立させる。
【００３２】ブリスクの元の設計は、その使用目的のた
めに翼部の高度な応力分析を含む。このような応力分析
は、従来型のものであるが、通常、作動中に空気力学的
且つ遠心性負荷を受けるブリスクの翼部の最新の３次元
のコンピュータ分析を含む。図２では、ガスタービンエ
ンジンで、その使用目的のためのブリスクの応力分析を
実行するように、ディジタル形式でプログラムされるた
めの何らかの従来構成をもつ可能性があるコンピュータ
３６を概略的に示した。
【００３３】作動中のブリスクの応力は、動作中に予想
される最大の翼部応力及び翼部における位置を判定する
ために、コンピュータで詳細に分析される。応力分析の
結果は、通常、個々の翼部の対向する圧力側及び吸込み
側に対しての応力分布図を含み、この図は、最小から最
大までの応力の等斜構造を示す。応力分布図は、次に、
切欠き２８の認可済みの構成及び寸法を予め特定するた
めに使用され、予想される最大応力を受ける翼部の位置
を除外する。
【００３４】このようにして、切欠き２８は、位置と範
囲が予め決められ、後にくる溶接補修物自体が翼部の損
傷につながらないように、翼部の最大応力領域から孤立
されられるのが好ましい。翼部の最大応力領域は、形成
される溶接補修物及びその対応する熱影響部又は融接部
は言うまでもなく、翼部の強度を維持するための溶接補
修物により変更されたり、影響されたりはしない。
【００３５】図１及び２に示されるように、例示したブ
リスクのために行われる応力分析は、切欠き２８の位置
を翼部の前縁２４或いは後縁２６のいずれか又はその両
方に制限し、翼部の基端部から外側に半径方向に離間し
て配置され、外側に半径方向に延在し、翼部の先端部２
２の各部を含むのが好ましい。各翼部１４は、その前縁
及び後縁に沿った部分が比較的薄く、その弦の中央領域
に向かって厚さを増す。図２に示す設計例では、翼部の
最大応力領域は、翼部で見つかった異物による損傷を除
去することが必要とされると、補修切欠き２８が翼部の
片方の縁又は両縁に沿って形成されるのを同様に可能と
する前縁及び後縁の間に配置される。
【００３６】図２に示す一般的な実施形態で、補修切欠
き２８は、翼部の縁に沿って湾曲した輪郭を有してお
り、この輪郭は、翼部の縁から分岐し、翼部の全長に沿
ってほぼ直線状に翼部先端部まで延びている。次に、ガ
スタングステンアーク（ＧＴＡ）溶接機３４ａを使用す
る一実施形態で、図３及び４により詳細に示されるよう
に、翼部は補修溶接され、補修切欠き２８を完全に充填
するために複数のパス、すなわち、層３２ａをなすよう
に、溶接補修物３２を形成する。ＧＴＡ溶接は、従来の
方法であり、溶接機３４は、Sciaky Inc., Chicago,
Illinoisから市販されているAcuWeld 1000システムな
どの多軸数値制御溶接機を含む何らかの従来形態を有す
ることもある。
【００３７】図３に概略的に示すように、ＧＴＡ溶接機
３４ａは、後続パスで、切欠き２８に沿って翼部と一致
するように凝固・融解する溶接補修物及び重なり合う層
３２ａを形成するために溶接箇所に運ばれるワイヤ状又
は粉末状の適切な充填材４０を溶融する溶接熱を供給す
るための電動電極３８を含む。また、溶接機は、溶接補
修物が形成されたときにその溶接補修物の材料特性を保
護するために、溶接箇所で不活性カバーガスを供給する
好適な手段４２も含む。
【００３８】図２及び３に示す個々の翼部１４は、ブリ
スクにおける元の位置で補修されるので、個々のブレー
ドへのアクセスは、ブレードの列間で、周方向及び軸方
向に隣接するブレードの近接性により制限され、補修箇
所の特定の位置次第である。各翼部は、例えば、包装用
テープによって形成された一時的な囲いにより囲まれる
のが好ましく、この中では、カバーガスは１つ以上の供
給管により導入されても良い。電極３８と充填材４０
は、ブリスクの利用可能な空間内で補修溶接を行なうた
めのガスの囲いを突破するのが好ましい。
【００３９】図３に示すように、補修溶接は、切欠き２
８の外側で開始され、各パスで再び切欠き２８の外側で
終了するのが好ましい。作動中、電極３８は、溶接プロ
セスを開始するにあたりアークと接触するが、アークと
の接触により望ましくない溶接欠陥が形成される。従っ
て、アーク接触及び溶接開始は、切欠きにおける翼部の
元の構成を修復するために、ほぼ欠陥のない溶接層３２
ａが切欠き２８内に形成されるように、切欠きの領域外
で行われるのが好ましい。
【００４０】同様に、各溶接パスは、終了しなければな
らないため、終了時に溶接欠陥を受ける。これも、補修
切欠き２８の外側で行われるのが好ましい。
【００４１】図３は、例えば、仮付け溶接により、翼部
に接着されるのが好ましい、ランオンタブ（又は開始タ
ブ）の一例を示す。開始タブ４４は、切欠き２８が翼部
の前縁２４と接合する溶接プロセスを開始する際のその
使用目的上、三角形の形状であるのが好ましい。従っ
て、開始タブ４４は、前縁における切欠きの湾曲した湾
曲と一致するランプを提供するために、切欠きの半径方
向に内側の端部で翼部の前縁に接着される。
【００４２】更に、ランオフタブ（又は終了タブ）４６
は、例えば、仮付け溶接により、切欠き２８の対向する
端部で、翼部に接着されるのが好ましい。終了タブ４６
は、切欠き２８が翼部先端部２２と合流する箇所に、切
欠き２８の直線状部分と一列になるように配置される出
口ランプを提供するように構成される。終了タブは、通
常、ほぼ矩形の形状を有し、切欠き２８の半径方向外側
の端部で、翼部先端部に接着させられる。
【００４３】このように、開始タブ４４及び終了タブ４
６は、切欠きを充填するのに必要な数枚の層の各々に対
して、溶接補修が開始タブ４４で開始され、切欠き２８
自体に沿って進み、終了タブ４６で終了するように、一
体延長ランプを、ランプと一列になるように配置された
補修切欠き２８の両端で提供する。従って、溶接プロセ
スの開始と終了のせいと考えられる溶接欠陥は、補修切
欠き２８の範囲外の領域、及び目的の修復済み翼部の構
成外の領域に限られる。
【００４４】各溶接層３２ａは、開始タブ４４の上の後
続層における翼部の前縁の外側で開始し、終了タブ４６
の上の後続層における翼部の先端部の外側で終了するの
が好ましい。最終溶接補修物３２が、切欠き２８で形成
されるとき、後続の機械加工が、そこで検出した余分な
溶接材料及び欠陥を除去できるように、最終的な溶接補
修物３２は、補修箇所の翼部の構成よりも寸法が大きい
のが好ましい。
【００４５】図１に示すタンデム段ブリスクに対して、
翼部の第１の列の前縁及び翼部の第２の列の後縁は、他
方の列に妨害されることなく接近することができる。し
かし、第１の列の後縁及び第２の列の前縁は、対向する
ブリスクの列により部分的に妨害される。従って、翼部
の列間の対応する補修切欠きの構成は、溶接補修を行な
うために使用される特定の溶接装置の接近可能性により
制限される。
【００４６】図３に示す好適な実施形態で、例えば、溶
接は、補修を必要とする各翼部の基端部で開始され、翼
部の先端部で終了するのが好ましい。このように、開始
タブ４４は、終了タブ４６よりも、受ける加熱がかなり
少ない。従って、開始タブ４４は、ブレードの前縁付近
の限られた空間内におさまるように、例示の三角形の形
状では、比較的小さくされている。翼部の露出した先端
部には障害物はなく、比較的大きく、矩形の終了タブ４
６は、集合的なパスにおける溶接プロセスにより生成さ
れたかなりの量の熱による熱歪を阻止するために、先端
部で使用しても良い。
【００４７】このように、個々の翼部１４に対する望ま
しくない熱入力は、開始タブ及び終了タブの加熱を制限
するとともに制限される。必要であれば、銅のチルブロ
ック又は装置（不図示）が、補修切欠き２８の付近で翼
部の両側を挟むのに使用されて、溶接プロセス中の不要
な熱を除去し、さらに、望ましくない歪から元の翼部の
一体性を保護する。
【００４８】溶接補修物で切欠きを充填するときに使用
される充填材４０は、翼部１４の元の強度を補うのに適
した材料組成を有しても良い。充填材材料は、翼部の特
性を最大化するために必要であれば、元の翼部材料に類
似した化学組成であっても、又は異なった化学組成であ
っても、どちらでも良い。
【００４９】図３に示すように、各溶接層３２ａは、翼
部の目的の前縁の外側から対応する先端部の外側まで延
在し、切欠き及び翼部の半径方向の輪郭をたどる。図４
に示すように、補修溶接も、補修切欠き２８を横方向又
は軸方向に横断して延在する特定の湾曲した輪郭をたど
るのが好ましく、前縁などの補修箇所で目的の翼形又は
翼部の三日月型輪郭をたどる。このように、数枚の補修
層３２ａは、数値制御溶接機を使用することにより正確
に形成され、通常、３次元空間で変動する補修箇所にお
ける翼部の半径方向及び軸方向の輪郭をたどる。
【００５０】溶接プロセスを行なった後、補修箇所は、
開始タブ４４並びに終了タブ４６と、余分な溶接補修物
との両方を除去するために機械加工されるのが好まし
く、対応する仕様に従って元の損傷前の構成と一致する
ように翼部を修復する。図１及び２に概略的に示される
数値制御フライス盤３０は、補修箇所を正確に機械加工
するために使用され、既に充填された補修切欠きを横断
して湾曲した輪郭をたどり、翼部を所望の構成と一致す
るように修復する。機械加工される翼部は、機械加工中
の歪を最小化するための翼部の隣接物で支持されるため
に、適切なワックス又はその他の固着料で注封されるの
が好ましい。
【００５１】まず、２つのタブは、補修溶接物の機械加
工に先立って、必要であれば仮付け溶接箇所で研削を行
なうことで除去しても良い。研削は、材料特性を劣化さ
せる可能性がある翼部の過剰な局所加熱を防ぐために制
限されるべきである。溶接補修物の機械加工は、通常、
機械加工する際の翼部の過剰な加熱を防ぐ冷却潤滑材を
使用して行われる。
【００５２】溶接補修物の機械加工は、適切なオーバー
サイズ輪郭と一致させる荒削りと、続く欠陥の検査と、
更に続く元の翼部構成と一致させる最終加工とを含むス
テップで達成される。必要であれば、補修された翼部の
適切な熱処理を、補修された翼部における残りの応力を
削減又は除去するか、さもなくば、補修された翼部の材
料強度を最大化するために行なっても良い。
【００５３】図２に最初に示されるように、溶接補修
は、補修プロセス中の溶接熱入力を減少させるために特
に構成された切欠きのある翼部１４と協働する従来の電
子ビーム溶接機３４ｂを使用して行われることもある。
図５は、所定の切欠き２８ｂが通常三角形の構成であ
り、翼部の基端部付近の前縁２４から元の前縁から尾翼
の方へ配置される翼部の先端部２２までの翼部に沿った
直線状の縁を有するブリスクの翼部１４の一例を示す。
【００５４】本実施形態で、溶接補修物は、予備品図面
（ＳＰＡＤ）における予備品として識別されるためにＳ
ＰＡＤと呼ばれる予成形した挿入物３２ｂを含む。補修
挿入物３２ｂは、三角形の切欠き２８ｂを補完するもの
であり、切欠きの直線状の縁に沿って翼部に電子ビーム
溶接される。
【００５５】図５に示すように、補修挿入物３２ｂは、
まず、翼部の前縁及び先端部で従来の仮付け溶接により
切欠き２８ｂに局所的に接着され、直線状の縁をもつ切
欠きに対して直接隣接して翼部に挿入物を固定する。
【００５６】電子ビーム溶接機又は電子ビーム溶接装置
３４ｂは、いかなる従来構成でも良く、通常、ブリスク
が設置される真空の囲いを含み、電子ビームは、補修を
行なうために翼部に挿入物を溶接するための継ぎ目を局
所的に溶融するために、挿入物と切欠きの継ぎ目に沿っ
て正確に方向づけされる。
【００５７】また、電子ビーム溶接は、開始も終了も行
なわなければならず、溶接欠陥を受けることになるの
で、図２の実施形態に示される三角形のタブのような開
始タブ４４は、図５の実施形態でも翼部の前縁で使用さ
れる。そして、終了タブ４６ｂは、図２に示す対応タブ
のように、翼部の先端部で使用されるが、三角形の構成
を有することが好ましい。
【００５８】図５に示す挿入部３２ｂの本体は、通常、
三角形であり、機械加工により最初に除去される元の翼
部における切欠きの三角形の構成と一致する。挿入物３
２ｂは、挿入部と一体的であり、補修切欠き２８ｂの直
線状の縁に隣接する挿入物の縁に沿って直線状である一
対の内側延長部４８ａと外側延長部４８ｂを含む。２つ
のタブ４４、４６ｂは、電子ビーム溶接が、開始タブ４
４で切欠きの外側で開始し、終了タブ４６で切欠きの外
側で終了することを可能にするための２つの延長部４８
ａ、４８ｂに沿って内側及び外側で、補修切欠き２８ｂ
からの直線状の継ぎ目を継続するように構成される。
【００５９】挿入部及び協働するタブの構成は、挿入物
が、対応する開始タブ４４及び終了タブ４６への２つの
延長部４８ａ、４８ｂの溶接を含む補修切欠き２８ｂの
全範囲に沿って、翼部に電子ビーム溶接されることを可
能にする。翼部に沿った結果的な電子ビーム溶接物は、
ほぼ欠陥がない。
【００６０】前述のように、切欠き２８ｂは、前縁から
先端部まで翼部に沿って直線状の縁を有する三角形であ
るのが好ましく、挿入物３２ｂは、補完的な三角形の構
成を有する。このように、電子ビーム溶接は、切欠き２
８ｂと挿入物３２ｂとの間の直線状の継ぎ目を正確にた
どる。
【００６１】従来の電子ビーム溶接では、２つのワーク
が、材料を局所的に溶融させることにより、継ぎ目で共
に溶接される。電子ビーム溶接は、熱入力を正確に制御
し、最小限の熱影響部で強力な溶接物を形成する。しか
し、充填材の欠如により、ブリスクの翼部を補修するの
に望ましくない溶接継ぎ目に沿った欠肉又は浅いくぼみ
が形成される。他の種類の欠肉は、ビーム振動に関連し
て溶接方向が原因で生じることがある。
【００６２】図６に示すように、挿入部３２ｂは、一方
の側面上に一体リップ、すなわち、突起５０を含むのが
好ましく、この側部に沿って、補修切欠き２８ｂの対応
縁が、自己整合の状態で保持される。挿入物は、突起５
０に対向し、補修切欠き２８ｂの直線状の縁の他方の側
部に沿った必要以上に大きな角部５２を更に含む。
【００６３】電子ビーム溶接中に、電子ビームは、翼部
と挿入物とのインタフェース、すなわち、継ぎ目に沿っ
て、翼部と挿入物を局所的に溶融し、強力に結合するよ
うに両材料を融合させる。突起５０と角部５２は、電子
ビーム溶接中に溶融するような薄さであるのが好まし
く、翼部と挿入物との間の継ぎ目、すなわち、インタフ
ェースを充填し、最終的な溶接継ぎ目で表面に不連続又
はくぼみができるのを防ぐために更なる材料を提供す
る。
【００６４】図７は、溶接プロセス中に溶融除去される
突起５０と角部５２との完成後の溶接継ぎ目を示す。突
起５０は、補修切欠きに沿って挿入物を自己整合し、外
視検査により確認したとき、溶接中の溶融により完全な
電子ビーム溶接又は継ぎ目の消失が確認される監視機能
を提供するという更なる利点を提供する。
【００６５】挿入物が、図５に示すプロセス中に翼部に
溶接された後、開始タブ４４、終了タブ４６ｂ及び挿入
延長部４８ａ、４８ｂは、例えば、図１に示すフライス
盤を用いて図２に関して説明された実施形態に類似した
方法で機械加工することにより、除去されることが好ま
しい。同様に、残存する挿入物３２ｂは、最初は少々オ
ーバーサイズであるが、フライス盤３０で機械加工さ
れ、翼部を補修箇所で元の構成と一致するように修復す
る。前述のＧＴＡ溶接及び電子ビーム溶接の両実施形態
では、図１及び５から７の仮想線で示されるように、結
果的な最終加工補修物３２ｃは、損傷を受けた翼部を元
の損傷前の構成と一致するように修復する。
【００６６】電子ビーム溶接プロセスの更なる利点は、
必要であれば、元の翼部の材料特性及び材料強度と最適
に一致するように、補修挿入物３２ｂが予成形されて熱
処理を施されることである。挿入物の翼部への電子ビー
ム溶接は、修復された翼部が、溶接継ぎ目に直に隣接す
る翼部の挿入物の領域に制限された狭い熱影響部を有す
る結果となる。実際上では、溶接された継ぎ目の熱処理
は、補修を受けないブリスク部分の元の材料強度に悪影
響を及ぼすことなく、あらゆる従来方法で行なうことが
できる。
【００６７】前述のように、図１に示す例示したブリス
ク１０は、対応する翼部１４の列を有するタンデムディ
スク１６を含む。従って、翼部は、損傷を受けるが、こ
の損傷は、第１の翼部の列の後縁に沿った損傷及び第２
の翼部の列の前縁に沿った損傷を含む。２つの翼部の列
間のこのような翼部の損傷は、これらの２つの列により
妨害されるため、制限された接近可能性しか持たない。
【００６８】ガスタングステンアーク溶接及び電子ビー
ム溶接は、狭い線に沿って行われるので、図１に示す翼
部の頂部からの接近可能性は、２つの翼部の列間の翼部
補修を可能にする。従って、翼部の列間の前縁及び後縁
の外側全体に沿って主に発見された翼部の損傷は、機械
的に除去されて相応の寸法の切欠きが翼部に形成され
る。続いて、切欠きは、上述のように補修溶接されて、
次に補修機械加工が続く。この補修機械加工は、最初の
例では、タンデムブリスクを機械加工し、必要であれば
他の機器も機械加工した元の機器を使用して行われる。
【００６９】前述の補修プロセス特有の利点は、自動的
且つ正確に補修切欠きを機械加工を行ない、これらの切
欠きを補修溶接し、溶接補修物を所望の元の翼部構成と
一致するように機械加工する能力を含む。所定の補修切
欠きは、結果として生じる元の翼部との熱影響部インタ
フェースを、ブリスクの作動中の最大応力よりも弱い応
力を受ける位置のみに制限する。このように、翼部の補
修物は、作動中に最大の応力を受けることはなく、翼部
の耐用年数を制限したり、ブリスクの供用期間中の性能
を低下させることもない。
【００７０】更に、補修切欠き及び後続の補修溶接物の
自動機械加工は、翼部の局地的な加熱を制限し、手動で
の研削中に起こりうるであろう材料特性の劣化を防ぐ。
従って、最終的な輪郭のベンチングに制限される。
【００７１】このように補修されたブリスクは、種々の
溶接補修の導入では解決されなかったほぼ完全な強度を
維持する一方で、空気力学的な性能を完全に修復してき
た。ブリスクは、異物による損傷にかからわず、予期の
耐用年数にわたり、再度、使用に供される。
【００７２】ここでは、本発明の好適で例示的な実施形
態と思われるものを説明してきたが、本発明の他の修正
例も、本教示により当業者には明らかであろう。従っ
て、本発明の趣旨の範囲内でのこのような修正は、添付
の特許請求の範囲で、確立されるのが望ましい。
【００７３】従って、米国特許として保護されるべき本
発明は、各特許請求の範囲で定義され、区別される。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の例示した実施形態による航空機のガ
スタービンエンジン用の２段圧縮機ブリスクの一例の等
角図、及びその補修方法のフローチャート。
【図２】 図１に示すブリスクの翼部の一例の拡大図、
及びその補修方法の対応するフローチャート。
【図３】 本発明の例示の実施形態に従って概略的に溶
接補修物を示す図２の翼部の側面図。
【図４】 図３に示す翼部の前縁部分の線４−４に沿っ
た半径方向断面図。
【図５】 溶接補修の別の実施形態による図１に示す翼
部の一例の拡大図。
【図６】 図５に示す翼部の前縁部分全体の半径方向の
断面図であり、補修挿入物が翼部の切欠きに電子ビーム
溶接されるところを含む図。
【図７】 図６と同様、翼部への電子ビーム溶接に続く
挿入を示す半径方向の断面図。
【符号の説明】
１０ ブリスク １４ 翼部 １８ 損傷 ２８ 切欠き ３０ 多軸数値制御制御フライス盤 ３２ 補修物 ３４ 多軸数値制御溶接機
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 クリストファー・リー・イングリッシュ アメリカ合衆国、オハイオ州、メイソン、 フィールドハースト・コート、5103番 (72)発明者 ブルース・レオナルド・ボルン アメリカ合衆国、ケンタッキー州、フロー レンス、ウエスト・ディルクレスト、173 番 (72)発明者 ロナルド・クラレンス・グラバー アメリカ合衆国、オハイオ州、バタヴィ ア、スタントン・ホール、4605番 Ｆターム(参考） 3H033 AA02 AA16 BB03 BB08 BB17 CC01 DD24 EE16

Claims (25)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼部１４の列を有するブリスクの補修方
    法であって、 前記翼部のうちの１つから損傷１８を機械的に除去し、
    前記翼部に切欠き２８を形成することと、 前記翼部に補修物３２を溶接して前記切欠きを充填する
    ことと、 前記補修物３２を機械加工して、前記補修物でほぼ元の
    損傷前の構成に一致するように前記翼部を修復すること
    とから成る方法。
  2. 【請求項２】 前記損傷１８を機械的に除去し、前記損
    傷よりも面積の広い所定の寸法を有する前記切欠き１８
    を形成することを更に含む請求項１記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記切欠き寸法は、前記ブリスクにおけ
    る損傷部分に関係なく、前記ブリスク中の前記翼部の全
    てに対して一様である請求項１記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記ブリスクの応力を分析し、 作動中の前記ブリスクの最大翼部応力を判定すること
    と、 前記所定の切欠き寸法を特定し、前記最大応力を受ける
    翼部の位置を除外することとを更に含む請求項２記載の
    方法。
  5. 【請求項５】 前記翼部１４の前縁２４又は後縁２６に
    沿って前記翼部の基端部２０から外側に離間して位置す
    るように、前記切欠き２８を位置決めすることを更に含
    む請求項２記載の方法。
  6. 【請求項６】 前記切欠き２８は、前記翼部に沿って湾
    曲した輪郭を有し、 前記溶接補修物３２は、複数の層３２ａをなすように形
    成されて前記切欠きを充填する請求項５記載の方法。
  7. 【請求項７】 前記切欠き２８ｂは、前記翼部に沿って
    直線の縁を有し、 前記溶接補修物は、前記切欠き２８ｂを補完し、前記直
    線の縁に沿って前記翼部に溶接される予成形挿入物３２
    ｂを含む請求項５記載の方法。
  8. 【請求項８】 前記切欠き２８の外側で前記補修溶接を
    開始且つ終了することを更に含む請求項５記載の方法。
  9. 【請求項９】 前記切欠き２８の内側端部で前記翼部１
    ４に開始タブ４４を接着することと、 前記切欠き２８の外側端部で前記翼部に終了タブ４６を
    接着することと、 前記開始タブ４４で前記補修溶接を開始し、前記切欠き
    ２８に沿って進み、前記終了タブ４６で前記補修溶接を
    終了することとを更に含む請求項５記載の方法。
  10. 【請求項１０】 前記切欠き２８で複数の重なり合う層
    ３２ａをなすように前記翼部１４を溶接し、前記溶接補
    修物で前記切欠きを充填することを更に含む請求項９記
    載の方法。
  11. 【請求項１１】 前記補修溶接は、前記切欠き２８で溶
    融する充填材４０を含むガスタングステンアーク溶接
    （３４ａ）から成り、前記補修層３２ａを形成する請求
    項１０記載の方法。
  12. 【請求項１２】 前記補修溶接は、前記切欠き２８を横
    断して湾曲した輪郭をたどり、 前記補修機械加工は、前記切欠きを横断して前記湾曲し
    た輪郭をたどり、前記湾曲した輪郭と一致するように前
    記翼部を修復する請求項１１記載の方法。
  13. 【請求項１３】 前記開始タブ４４及び前記終了タブ４
    ６を除去し、前記元の構成と一致するように前記翼部を
    修復することを更に含む請求項１２記載の方法。
  14. 【請求項１４】 前記切欠き２８ｂに補完挿入物３２ｂ
    を接着することと、 前記翼部に前記挿入物を溶接して前記補修を行なうこと
    とを更に含む請求項９記載の方法。
  15. 【請求項１５】 前記挿入物３２ｂは、前記開始タブ４
    ４に隣接する前記切欠き２８ｂから内側に延在し、前記
    終了タブ４６に隣接する前記切欠きから外側に延在する
    請求項１４記載の方法。
  16. 【請求項１６】 前記挿入物３２ｂは、前記切欠き２８
    ｂ沿いの前記翼部と、前記切欠きの内側と外側にある前
    記開始タブ及び前記終了タブとに電子ビーム溶接される
    請求項１５記載の方法。
  17. 【請求項１７】 前記切欠き２８ｂは、前記翼部に沿っ
    て直線状であり、前記挿入物は、前記切欠きを補完する
    ものであり、 前記電子ビーム溶接は、前記切欠き２８ｂと前記挿入物
    ３２ｂとの間の直線をたどる請求項１６記載の方法。
  18. 【請求項１８】 前記開始タブ４４及び前記終了タブ４
    ６ｂと、前記挿入延長部４８ａ、４８ｂとを共に除去す
    ることと、 前記挿入物３２ｂを機械加工し、前記補修物で前記元の
    構成と一致するように前記翼部を修復することとを更に
    含む請求項１７記載の方法。
  19. 【請求項１９】 前記ブリスク１０は、タンデムディス
    ク１６を、前記翼部１４の対応する列と共に含み、 前記損傷１８は、前記翼部の列の間で接近可能であり、 前記損傷の機械加工、補修溶接及び補修機械加工は、前
    記列の間で行われる請求項９記載の方法。
  20. 【請求項２０】 翼部１４の列を有するブリスク１０の
    補修方法であって、 前記翼部のうちの１つから損傷１８を機械的に除去し、
    多軸数値制御フライス盤３０で翼部に前記切欠き２８を
    形成することと、 前記翼部に前記補修物３２を溶接し、多軸数値制御溶接
    機３４で前記切欠きを前記補修物３２で充填すること
    と、 前記補修物３２を機械加工し、前記補修物でほぼ元の損
    傷前の構成と一致するように前記翼部を修復することと
    から成る方法。
  21. 【請求項２１】 前記切欠き２８の外側で前記補修溶接
    を開始且つ終了することを更に含む請求項２０記載の方
    法。
  22. 【請求項２２】 前記ブリスクの応力を分析し、前記ブ
    リスクの作動中の最大翼部応力を判定することと、 所定の切欠き寸法を特定し、前記最大応力を受ける翼部
    の位置を除外することと、 前記損傷１８を機械的に除去し、前記損傷よりも面積の
    広い所定の寸法を有する前記切欠き２８を形成すること
    とを更に含む請求項２１記載の方法。
  23. 【請求項２３】 前記切欠き寸法は、前記ブリスクにお
    ける損傷部分に関係なく、前記ブリスク中の前記翼部の
    全てに対して一様である請求項２２記載の方法。
  24. 【請求項２４】 前記補修溶接は、前記切欠き２８で溶
    融する充填材４０を含むガスタングステンアーク溶接
    （３４ａ）から成り、重なり合う層３２ａをなすように
    前記補修物を形成する請求項２３記載の方法。
  25. 【請求項２５】 前記切欠きとの継ぎ目で前記切欠きよ
    りも厚い補完挿入物３２ｂを前記切欠き２８ｂに接着す
    ることと、 前記切欠き沿いの前記翼部と、前記切欠きの内側と外側
    にある前記開始タブ及び終了タブとに前記挿入物３２ｂ
    を電子ビーム溶接することとを更に含む請求項２３記載
    の方法。
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